某涡轴发动机离心叶轮低循环疲劳试验研究

鲍冬冬 艾书民

摘 要：本文针对某涡轴发动机的离心叶轮试验转接段进行试验方案设计，通过有限元分析和试验验证，对比了两种试验方案的结果，可以看出方案二的结构中压块所受应力较低，且疲劳寿命有了明显提升，说明方案二中的结构设计能满足使用需求，本项工作为涡轴发动机部件试验的研制提供了支持，并为今后转接段的设计工作提供了参考。

关键词：航空发动机;离心叶轮;低循环疲劳

中图分类号：V233 文獻标识码：A 文章编号：1671-2064（2020）08-0060-02

轮盘是航空发动机的旋转部件之一。轮盘工作时承受着高温、高离心载荷等作用，轮盘的失效直接影响航空发动机的可靠性、使用性能和维护成本，甚至危及飞机和乘员的安全，导致灾难性的后果，因此，轮盘被列为发动机的关键件，对发动机工作的安全性、可靠性[1]、耐久性有重要影响，而低循环疲劳破坏是发动机轮盘寿命损耗的最大问题之一，据统计，航空发动机结构故障占总故障的60%～70%，疲劳破坏占发动机结构故障的80%～90%。

通常轮盘破坏会产生巨大的碎块功能，发动机无法包容，所以会产生很严重的后果，离心叶轮作为发动机的寿命关键件，通常需要通过低循环疲劳试验来进行寿命评估，而离心叶轮的低循环疲劳试验转接段是专门用于离心叶轮试验的转接装置，其作用是将试验件与试验器相连接，一般情况下为保证试验结果真实可靠，应当在条件允许的情况下尽可能模拟试验件在发动机上的连接形式，应通过对比分析计算，确认试验件的在试验条件下的受力状态与发动机使用条件下的受力状态相同，关键部位的装配应力及其分布，接近发动机条件下的装配应力，应避免由于变形协调情况不同和装配应力不同而产生附加载荷，所以转接段的设计应当考虑参考发动机的连接方式，并且转接段不应该对轮盘有明显的加强和削弱的作用。

1 试验方案设计

在试验方案设计的过程中，会考虑很多因素，为了解决试验转接段的动力学特性问题，同时综合考虑试验转接段与试验器的连接通用性，转接段与试验件的连接方式及加工等问题，对本次试验方案的设计重点在以下两个方面：（1）根据离心叶轮的应力分析，确定考核部位;（2）在保证与离心叶轮在发动机上连接方式的相同之余，优化试验转接段本身的动力学特性。

1.1 考核部位的确定

对离心叶轮进行了相关分析，采用UG建立计算用实体模型，采用ANSYS进行前后处理以及有限元分析。对离心叶轮计算模型进行简化处理，去除花键及端齿等特征，简化后的离心叶轮结构和载荷均具有循环对称性，采用循环对称方法进行计算，取包含一对大小叶片在内的整个试验件的1/15循环对称段作为计算模型。

本次计算分析主要考虑了离心载荷、温度载荷、气动力、预紧力和腔压：离心载荷以转速的形式施加在整个计算模型上;温度载荷以节点温度的形式施加在所有节点上，详细应力计算结果见表1。

经计算发现，试验件在发动机工作状态下最大当量应力位置在轮盘上，而在此状态下轮盘的应力计算结果见表2。可以发现轮心和前端齿的最大当量应力较大，故将轮心和前端齿确定为考核部位。

1.2 试验转接段结构的确定

根据试验件在发动机上连接方式，设计了两种结构的试验转接段，这两种结构主要区别在于压块结构的不同，分别见图1和图2所示。

试验方案一的思路主要是模拟了发动机上与离心叶轮相连接的二三级盘的结构，材料也与二三级盘相同，其目的是完全模拟离心叶轮在发动机上的受力状态和协调变形，二三级盘的结构见图3，可以看出第一种试验方案的压块与二三级盘的结构是完全相同的。

试验方案二的思路主要是模拟了发动机上与离心叶轮相连接的端齿结构，结构与二三级盘结构不同。由于前端齿的应力较大，所以与之相连接的压块的结构对于试验的影响较大，在试验中体现得较为明显。

2 试验验证

2.1 试验结果对比

将离心叶轮分别与两种结构的转接段装配后，进行低速动平衡合格后与试验器连接后进行试验，试验载荷谱见图4。

方案一离心叶轮在完成了31605次试验循环后，转接段中的压块端齿部分产生了裂纹，见图5所示，经过理化分析可知，压块端齿薄壁部位可能是较早期的源区，而方案二则顺利完成试验。

结合两种方案的试验结果，可以看出方案二中的压块结构更加稳定。

2.2 试验转接段疲劳寿命对比分析

疲劳寿命计算过程如下：用Goodman曲线（见图6）把已知的工作循环（M点）转换到应力比R为0.1的循环（N点），按照以下三式联立求出应力比R为0.1时的最大应力，然后利用S-N曲线方程即可求出相应的循环次数。

式中： 为应力幅; 为平均应力;R为应力比。

根据文献[2]：300℃下应力比R=0.1的轴向光滑疲劳S-N曲线：

lgNf=38.42139-11.6983×lg（中值）

450℃下应力比R=0.1的轴向光滑疲劳S-N曲线[3]：

lgNf=53.4037-17.148×lg（中值），试验转接段寿命[4]对比计算结果见表3。

经过模拟计算可以看出，两种结构都可以保证试验状态下的离心叶轮与发动机状态下的离心叶轮所受的应力状态相同，而方案一中压块结构所受应力比方案二中压块结构所受应力大，且寿命短，说明方案二中的压块不会发生比试验件更早出现疲劳裂纹的现象，与试验结果相符。

3 结论

针对两种试验方案的结果对比，得到结论：

（1）经过计算和试验结果可以表明：方案二中试验转接段的结构可以达到预期效果;

（2）在保证与原工作状态一致的情况下，试验转接段的结构不是必须要设计与连接件相同的结构;

（3）在保证应力状态不变的情况下，应该将转接段所受的当量应力降低，这样可以相应延长其疲劳寿命，从而达到考核试验件的目的。

参考文献

[1] 《中国航空材料手册》（第4卷）[M].北京：中国标准出版社，2001.

[2] 李钢.发动机设计用材料性能数据手册[D].株洲：第六〇八研究所，2010.

[3] 宋兆泓.航空燃气涡轮发动机强度设计[M].北京：北京航空学院出版社，1988.

[4] 曹凤梅.倒圆对产品质量的影响[J].论坛集萃，2012：56-57.